专利名称：用于修复航空发动机的外壳支架的装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及航空发动机修复领域，特别地，涉及多个扇形唇的外壳凸缘的修复领域。
背景技术：
航空发动机通常由一组模块构成，所述模块根据它们的外部零件，由一系列沿发动机旋转轴一个接一个排列的外壳构成。这些外壳通过穿过孔的螺栓装配在一起，所述孔形成于在外壳纵向末端径向延伸的凸缘中。这些凸缘通常是扇形的，以降低它们的质量并将材料仅保持在装配孔的区域中。所述凸缘还用于支边撑发动机运转所需要的设备，而这些设备被安置于该发动机的外面。因此，设备支架经常性地被用螺栓固定在凸缘中所形成的孔中。由于存在于这一设备中的发动机震动以及这些设备相对大的质量，首先会发现所述孔开始呈现椭圆形，其次，会发现承受疲劳负荷的所述扇形唇最终出现裂缝而后甚至破碎。然后，这危机到了相关设备的保持。使用焊接材料建造的铝基合金外壳无法将其机械性能恢复到与没有修复过的部件相当的程度。通常提出的修复方案包括将破损部分修平，通过固定于剩余的完好的扇形唇上的加固片吸收其负载，所述完好的扇形唇位于被修平的唇的两边。现有的修复方法依赖于成套工具或元件集合，所述成套工具或元件集合是特定的，并且每一个适于对多扇形唇的特别确定的设计进行修复。因此，修复者必须拥有大量的存货以适应所需要修复的多个扇形唇有可能出现的不同类型。而用于将航空发动机配件固定于它的一个凸缘上的装置也是公知的，如美国专利文献US3155352所描述的。这篇文献涉及将配件固定到完好的发动机凸缘上，但并没有提供有关于如何修复破损凸缘的教导。
发明内容
本发明的目的在于通过提出成套修复工具来致力于解决这些缺点，所述成套修复工具易于使用，尤其，该套修复工具可以被完全地安装于凸缘的任一表面上，也可以代替破损的扇形唇，无论后者位于一系列完好的相邻扇形唇的一侧或是另外一侧上。为了这一目的，本发明的主题在于用于修复航空发动机外壳凸缘的装置，所述外壳凸缘相对于发动机旋转轴径向延伸，并且包括一系列被孔穿透的在所述凸缘圆周均勻排列的扇形唇，所述装置包括至少一个加固凸缘，所述加固凸缘通过使用通孔或盲孔与所述外壳凸缘上完好的扇形唇连接，所述加固凸缘具有两个相互垂直的对称平面。所述装置的特征在于，该装置还进一步包括翻新凸缘，该翻新凸缘通过使用设置于所述加固凸缘的其中一个对称平面中的紧固装置，通过第一部分，安装在所述加固凸缘上。所述加固凸缘的双重对称性以及所述翻新凸缘安装于其中一个对称面上的事实允许简单定位到外壳凸缘的任意一侧上以及需要修复的扇形唇的右侧或左侧。有益地，所述通孔或盲孔都为螺纹孔。这意味着只需要使用螺栓的螺钉杆，以便连接所述加固凸缘并且避免不需要的螺母的体积。在优选实施例中，所述加固凸缘由铝合金制成，而所述通孔或盲孔都是配有螺纹钢制插入件的孔。因此，可以维持铝合金部件的轻重量，所述铝合金部件的轻重量与外壳凸缘的轻重量相似，同时，确保螺栓恰当地紧固到该部件中优选地-所述紧固装置为设置于所述加固凸缘外表面上的螺纹孔。-翻新凸缘的第一部分插在所述加固凸缘外表面上所形成的周向切口中，以便减轻该装置整体的高度。-所述翻新凸缘为L形元件，由第一部分以及第二部分组成，所述第一部分在加固凸缘延长部分周向延伸，所述第二部分越过第一部分的端部径向延伸。-所述第二部分轴向地偏离第一部分的对称面以便弥补其厚度，且在安装到发动机上时，位于外壳凸缘的延长部分。-所述翻新凸缘被孔穿透，该孔在安装后，设置在已去掉的扇形唇的孔的位置。-所述翻新凸缘带有栓，安装在发动机上后，所述栓沿着发动机轴被定向，设置于面向已去掉的扇形唇的孔的位置。-所述装置包括两个翻新凸缘，分别在径向平面上安装于所述加固凸缘的两端。本发明还要求保护航空发动机模块，其包括至少一个外壳凸缘，所述外壳凸缘使用如上所述的装置得以修复。本发明还要求保护包括至少一个上述模块的航空发动机。本发明最终要求保护航空发动机外壳凸缘的准备方法，所述航空发动机外壳凸缘相对于发动机的旋转轴径向延伸且包括一系列被孔穿透的在所述凸缘圆周均勻排列的扇形唇，其中至少一个扇形唇破损了，所述方法包括如下步骤-修平损坏的扇形唇；-在外壳凸缘上选择与修平的扇形唇相邻的且可以容纳如上所述的加固凸缘以及翻新凸缘的空闲扇区，-使用紧固装置装配所述加固凸缘以及翻新凸缘，-使用外壳凸缘上完好的扇形唇上的孔以及所述加固凸缘的通孔或盲孔，将上述组件紧固在外壳凸缘上。在下述详细的说明性描述的过程中，可以更加清楚地理解本发明并了解本发明的其它目的、细节、优点以及特征。所述描述遵循本发明的若干个实施例，所述实施例是比照所附示意图通过简单说明和非限制性的例子给出的
在这些附图中-图1示出了破损的扇形唇的示意图；-图2和图3示出了支撑有设备支架的外壳凸缘的立体图，所述外壳凸缘上安装有本发明一实施方法所述的成套修复工具。-图4示出了凸缘的侧视图，所述凸缘上安装有本发明一实施方式所述的两套修
复工具。
具体实施例方式参考图1，其示出了相对于发动机轴径向延伸的航空发动机组成模块外壳的无结构凸缘1，所述无结构凸缘1的外形呈现为一连串被孔3穿透的扇形唇2，紧固螺栓4穿过所述孔3。这一螺栓的目的在于将两个相邻外壳凸缘互相固定，和/或支撑发动机设备的支架5。在图1示出了由于剧烈振动环境所产生的接触磨损(或微振磨损)，导致一个扇形唇被扯下。参考图2和图3，其示出了发动机外壳的凸缘1，破损扇形唇的成套修复工具安装在所述凸缘1上，这个凸缘具有破损的扇形唇6，为了消除有关残留金属部件完整性的任何不确定性，或为了从已知构造着手，所述破损的扇形唇6已经被修平，所述已知构造是在成套修复工具设计过程中已经从机械立场上被确认了的。与已经修平的扇形唇6位置临近的是三个完好的扇形唇，所述三个完好的扇形唇6装配有各自的紧固螺栓4用来与设备支架 5连接。成套工具与所述凸缘1平行，且使用三个完好的扇形唇的相同螺栓4的螺钉杆，成套工具被固定到凸缘1，该成套工具包括加固凸缘7以及由加固凸缘7支撑的翻新凸缘8所述加固凸缘7呈弯曲的平行六面体形状，其被固定在凸缘1上且曲率效仿凸缘 1的曲率，三个带有螺纹的通孔9穿透它的侧面，通孔9中结合的不带螺母的螺钉杆14用来代替用于完好扇形唇上的螺栓4。由于外壳凸缘不是用于结构上的，出于重量节约的因素，所述加固凸缘通常由铝合金制造；所述螺纹在装入通孔9中的钢制插入件上制造，以便承受螺钉杆14的紧固并且对潜在的不想要的松动提供足够的阻力。显而易见地，所述通孔 9可以被两个相互对齐的盲孔代替。所述加固凸缘7每一端的外表面上设置有两个螺蚊孔10，其中一个螺纹孔10在另一个螺纹孔10的旁边沿着凸缘1放置，其中也配备有钢制插入件，以便承受螺钉杆15的紧固，所述螺钉杆15用来夹持翻新凸缘8。如图2和图3所示，在所述加固凸缘7的每一端， 其外表面可以具有周向切口 11，以便减少其径向尽寸并且抵消以翻新凸缘8的形式增加的体积。重要的是要注意所述加固凸缘7相对于沿径向定向且穿过所述螺纹孔10的平面， 也相对于穿过发动机旋转轴的平面，具有双重对称性。该双重对称性允许将该加固凸缘7 应用于所有想像得出的构造，无论是在破损的凸缘的一侧或是另外一侧，并且允许翻新凸缘在所述加固凸缘7的任一端与其相连接。因此，修理工几乎可以完全自由地来选择这一元件的定位，并且在绝大多数情况下，也可以在不考虑完好的扇形唇与被修平扇形唇之间的相对位置关系和构造的情况下安装它。所述翻新凸缘8为L形元件，由第一部分12以及第二部分13组成，所述第一部分 12设置于加固凸缘7的周向切口 11处且在所述凸缘的延长部分沿圆周延伸，而所述第二部分13越过第一部分12的端部径向延伸。所述第二部分13轴向地偏离第一部分12的对称面以便弥补其厚度，且位于外壳凸缘1的延长部分。所述第二部分通常被孔3穿透，而螺栓 4穿过孔3，该孔的用途在于替代已经被修平的扇形唇6上的孔。所述翻新凸缘8通过两个穿过第一部分12的固定螺钉15固定于所述加固凸缘7 上，所述固定螺钉15啮合在形成于加固凸缘7的外表面上的螺纹孔10中。在上述两张附图中，需要注意的是所述加固凸缘7具有相同的构造，这就意味着只需要制造一个型式的加固凸缘7，它可以在不考虑被修平的扇形唇6与完好的扇形唇间的相对布置的情况下被使用，并且不论是安装在外壳凸缘1的上游面还是下游面上，所述上游或下游面与穿过发动机的气流方向相关。相比之下，所述翻新凸缘则根据所述加固凸缘7是被安装在外壳凸缘1的上游面还是被安将在下游面而具有两个型式。这两个型式相对于该元件第一部分12的对称面相互对称。该翻新凸缘的一个可供选择的型式在图3中得以描绘，其中，所述第二部分13没有被打算容纳螺栓4的孔3穿透，而带有栓16，所述栓16与待要被支撑的设备支架5中所制成的孔相配。参考图4，其示出了破损严重的外壳凸缘，其在两个完好的扇形唇2之间三个被修平的扇形唇相对应的距离上发生损坏。该凸缘通过安装具有三个螺丝孔9以及两个不同型式的翻新凸缘8的加固凸缘7来进行修复。第一翻新凸缘被放置在所述加固凸缘7的右侧且与右手边完好的扇形唇的孔3相固定，而第二翻新凸缘被放置在所述加固凸缘7的左侧且与左手边完好的扇形唇固定。图4中也示出了通过使用第二翻新凸缘来替换外壳凸缘1 的另一个缺失部分，对凸缘的二次修复。附图中所描绘的加固凸缘7在其侧面具有3个螺纹穿孔9，因为这一构造能够使尽可能多的损坏外壳凸缘得以修复。十分明显地，例如，倘若相关的机械完整性计算许可，具有两个螺纹孔9的加固凸缘可以在沿着外壳凸缘的可用空间不足的情况下被使用，或者作为可替代方案，当相邻的已修平的扇形唇的个数超过3时，可以使用具有多于3个螺纹通孔 9的凸缘。根据本发明所述的在破损的外壳凸缘上安装成套修复工具的过程在此得以描述。 首先，所述扇形唇2破损部分被修平，使其恢复到已知的起始构造和完好状态。所述成套工具包括加固凸缘7以及翻新凸缘8，根据所述翻新凸缘8第二部分13相对于第一部分12是向左偏移还是向右偏移(从上向下看)，从该翻新凸缘8的两个型式中进行选择。如果破损的外壳凸缘中只有一个扇形唇2需要加以修复，操作者在外壳凸缘上寻找与修平的扇形唇相邻的且可以容纳加固凸缘7的空闲扇区，无论该扇区位于凸缘的一侧或是另外一侧。由于所述加固凸缘7具有双重平面对称性，无论选择了凸缘的哪一侧，它都可以被安装。通过使用无螺母的螺钉14，他固定该加固凸缘到外壳凸缘，所述螺钉14穿过外壳凸缘1的孔3且与螺纹通孔9中的钢制螺丝插入件相啮合。根据他所选择的安装所述加固凸缘7到外壳凸缘1的那侧(所谓的右侧或所谓的左侧是就发动机的俯视图而言的，按照惯例，发动机的前部被定义为是观看者的左边)，也根据该加固凸缘是如何相对于修平的扇形唇放置的，该操作者选择适当型式的翻新凸缘8。 这是一个凸缘，如果加固凸缘7位于外壳凸缘的右侧且安装于其右手端时(当朝外壳凸缘看去时)，该凸缘的第二部分13则向左偏移；而如果安装于其左手端时，则该凸缘的第二部分13则向右偏移。相反地，如果加固凸缘7安装于外壳凸缘1的左手侧，且定位在其左手端时，则该翻新凸缘8的第二部分13则向右偏移；而当定位在其右手端时，则该翻新凸缘8 的第二部分13则向左偏移。修复者使用固定螺丝15将翻新凸缘8安装到加固凸缘7上，所述固定螺丝15与加固凸缘外表面上的螺纹孔10中制成的螺纹插入件啮合。所述穿透第二部分13的孔3接管由已经被修平的扇形唇上的孔3先前所完成的功能。由外壳凸缘1承担的并且使用现在已经被修平的扇形唇中的孔的设备支架5可以得以重新装配，使用与未损坏的凸缘相同的步骤。在如图4所示出的实例中，其中，加固凸缘7代替了外壳凸缘1上的损坏区域，首先，操作者将两个不同类型的翻新凸缘8装配在加固凸缘7上，一个翻新凸缘8向右侧偏移而另外一个翻新凸缘8则向左侧偏移。使用形成于两个翻新凸缘8第二部分上的孔3以及与该成套修复工具相邻的两个完好的扇形唇上的孔3，将所形成的装配好的部件固定在外壳凸缘1上。与该成套修复工具相抵定位的外壳凸缘1的侧面遵循如下事实安装之后，加固凸缘7的一个面需要位于所述外壳凸缘1的一个面的延长面上。尽管本发明已经结合了多个特别的实施例进行了描述，但是，显而易见地，本发明并没有以任何方式限制于此，而且本发明还它包括所有与所描述的工具等效的技术手段以及它们的结合，这些都落在本发明的范围内。
权利要求
1.一种用于修复航空发动机外壳凸缘(1)的装置，所述外壳凸缘(1)相对于发动机旋转轴径向延伸，并且包括一系列被孔⑶穿透的在所述凸缘圆周上均勻排列的扇形唇0)， 所述装置包括至少一个加固凸缘(7)，所述加固凸缘(7)通过使用通孔或盲孔(9)与所述外壳凸缘(1)上完好的扇形唇( 连接，所述加固凸缘(7)具有两个相互垂直的对称平面， 其特征在于所述装置还进一步包括翻新凸缘(8)，该翻新凸缘(8)通过使用设置于所述加固凸缘的其中一个对称平面的紧固装置(10)，通过第一部分(1 安装在所述加固凸缘(7) 上。
2.如权利要求1所述的装置，其中所述通孔或盲孔(9)为螺纹孔。
3.如权利要求1所述的装置，其中所述加固凸缘(7)由铝合金制成，而且所述通孔或盲孔(9)是与螺纹钢制插入件相匹配的孔。
4.如权利要求3所述的装置，其中所述紧固装置(10)为设置于所述加固凸缘外表面的螺纹孔。
5.如权利要求3或4所述的装置，其中所述翻新凸缘(8)的第一部分(1 插在所述加固凸缘⑵的所述外表面上所制成的周向切口(11)中，以便减轻该装置整体的高度。
6.如权利要求3至5中任一项权利要求所述的装置，其中所述翻新凸缘(8)为L形元件，由第一部分(1 以及第二部分(1 组成，所述第一部分(1 在所述加固凸缘(7)的延长部分周向延伸，而所述第二部分(1 越过所述第一部分(1 的端部径向延伸。
7.如权利要求6所述的装置，其中所述第二部分(13)轴向地偏离第一部分(12)的设置有紧固装置(10)的对称面以便弥补其厚度，且在安装到发动机上时，位于外壳凸缘(1) 的延长部分
8.如权利要求3至7中任一项权利要求所述的装置，其中所述翻新凸缘(8)被孔穿透， 该孔在安装后定位在已去掉的扇形唇(6)的孔(3)的位置。
9.如权利要求3至7中任一项权利要求所述的装置，其中所述翻新凸缘(8)带有栓，在安装到发动机上后，所述栓沿发动机轴被定向，并且面向去掉的扇形唇(6)的孔C3)的位置被定位。
10.如权利要求1至9中任一项权利要求所述的装置，其中所述装置包括两个翻新凸缘(8)，分别安装于所述加固凸缘(7)的两端并且位于所述紧固装置(10)所设置的平面上。
11.一种航空发动机模块，其包括使用上述任一项权利要求所述的装置修复的至少一个外壳凸缘(1)。
12.—种航空发动机，其包括如权利要求11所述的至少一个模块。
13.一种航空发动机外壳凸缘的准备方法，所述外壳凸缘相对于发动机的旋转轴径向延伸且包括一系列被孔(3)穿透的在所述凸缘圆周上均勻排列的扇形唇O)，其中具有至少一个破损的扇形唇(6)，所述方法包括如下步骤-修平破损的扇形唇(6)；-在外壳凸缘上选择与修平的扇形唇相邻的且可以容纳如权利要求1至9中一个权利要求所述的加固凸缘(7)以及翻新凸缘(8)的空闲扇区，-使用紧固装置(10)装配所述加固凸缘(7)以及所述翻新凸缘(8)， -使用外壳凸缘(1)上完好的扇形唇上的孔(3)以及所述加固凸缘(7)的通孔或盲孔(9)将上述组件紧固在外壳凸缘(1)上。
全文摘要
本发明涉及一种用于修复航空发动机外壳凸缘(1)的装置，所述外壳凸缘(1)相对于发动机旋转轴径向延伸，并且包括多个唇(2)，每一个唇具有穿透其中的孔(3)并且在所述凸缘周围均匀排列，其中，所述装置包括至少一个加固凸缘(7)，所述加固凸缘(7)可以通过通孔或盲孔(9)与所述外壳凸缘(1)上完好的扇形唇(2)连接，所述加固凸缘(7)具有两个相互垂直的对称平面。所述装置特征在于，所述装置还进一步包括翻新凸缘(8)，该翻新凸缘(8)通过使用设置于所述加固凸缘的其中一个对称平面的紧固装置(10)，通过第一部分(12)安装在所述加固凸缘(7)上。
文档编号F01D9/02GK102341569SQ201080009910
公开日2012年2月1日 申请日期2010年3月3日 优先权日2009年3月6日
发明者亚历山大·斯特凡·托纳德, 亚尼斯·博尔提斯 申请人:斯奈克玛